Химические ракеты наивысшего удельного импульса используют жидкое топливо ( ЖРД ). Они могут состоять из одного химического вещества (одноразовое горючее ) или смеси двух химических веществ, называемых двухкомпонентным топливом . Бипопелленты можно разделить на две категории; гиперголические порохы , которые воспламеняются при контакте топлива и окислителя , и негипергольные порохы, для которых требуется источник воспламенения. [1]
Было испытано около 170 различных топлив, изготовленных из жидкого топлива , за исключением незначительных изменений в конкретном топливе, таких как присадки к пропелленту, ингибиторы коррозии или стабилизаторы. Только в США было использовано не менее 25 различных комбинаций пороха. [2] По состоянию на 2020 год с середины 1970-х годов полностью новое топливо не использовалось. [3]
На выбор топлива для жидкостного ракетного двигателя влияет множество факторов. К основным факторам относятся простота эксплуатации, стоимость, опасность / окружающая среда и производительность. [ необходима цитата ]
История [ править ]
Развитие в начале 20 века [ править ]
Константин Циолковский предложил использовать жидкое топливо в 1903 году в своей статье « Исследование космического пространства с помощью ракетных устройств». [4] [5]
16 марта 1926 года Роберт Х. Годдард использовал жидкий кислород ( LOX ) и бензин в качестве ракетного топлива для своего первого частично успешного запуска жидкостной ракеты . Оба топлива легко доступны, дешевы и высокоэнергетичны. Кислород является умеренным криогеном, так как воздух не разжижается по отношению к баллону с жидким кислородом, поэтому можно кратковременно хранить LOX в ракете без чрезмерной изоляции.
Эпоха Второй мировой войны [ править ]
В этом разделе не процитировать любые источники . ( Март 2017 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) |
До и во время Второй мировой войны в Германии велась активная разработка ракет как для стратегической ракеты Фау-2, так и для других ракет. V-2 использовал двигатель на спирте / жидком топливе LOX с перекисью водорода для привода топливных насосов. [6] Спирт был смешан с водой для охлаждения двигателя. И Германия, и Соединенные Штаты разработали многоразовые жидкостные ракетные двигатели, в которых использовался хранимый жидкий окислитель с гораздо большей плотностью, чем LOX, и жидкое топливо, которое самовоспламенялось при контакте с окислителем высокой плотности. Немецкий двигатель работал на перекиси водорода и топливной смеси гидразингидрата и метилового спирта.. Двигатель США был приведен в действие окислителем азотной кислоты и анилином . Оба двигателя использовались для питания самолетов: перехватчик Me 163 Komet в случае немецкого двигателя и блоки RATO для помощи при взлете самолета в случае американского двигателя.
1950-е и 1960-е годы [ править ]
В этом разделе не процитировать любые источники . ( Март 2017 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) |
В 1950-х и 1960-х годах химики, работающие в области ракетного топлива, начали активно искать высокоэнергетические жидкие и твердые топлива, более подходящие для военных. Большие стратегические ракеты должны находиться в шахтах наземного или подводного базирования в течение многих лет и иметь возможность запускаться в любой момент. Ракеты, требующие непрерывного охлаждения, из-за которых их ракеты вырастали все более толстыми слоями льда, были непрактичными. Поскольку военные были готовы обращаться с опасными материалами и использовать их, большое количество опасных химикатов варили большими партиями, большинство из которых было сочтено непригодным для использования в операционных системах. В случае азотной кислоты сама кислота ( HNO
3) был нестабильным и разъедал большинство металлов, что затрудняло хранение. Добавление скромного количества четырехокиси азота , N
2О
4, превратил смесь в красный цвет и не позволил ей изменить состав, но осталась проблема, заключающаяся в том, что азотная кислота разъедает емкости, в которые она помещена, выделяя газы, которые могут создавать давление в процессе. Прорывом стало добавление небольшого количества фтористого водорода (HF), который образует самоуплотняющийся фторид металла на внутренней стороне стенок резервуара, который ингибирует красную дымящуюся азотную кислоту. Это сделало "IRFNA" хранимым. Комбинации порохов на основе IRFNA или чистого азота
2О
4в качестве окислителя и керосина или гиперголического (самовоспламеняющегося) анилина , гидразина или несимметричного диметилгидразина (НДМГ) в качестве топлива затем были приняты в Соединенных Штатах и Советском Союзе для использования в стратегических и тактических ракетах. Самовоспламеняющиеся запасаемые жидкие двухкомпонентные топлива имеют несколько более низкий удельный импульс, чем LOX / керосин, но имеют более высокую плотность, поэтому в баки того же размера можно поместить большую массу топлива. Бензин был заменен на различных углеводородных топливах, [ править ] , например RP-1 - высоко рафинированный сорт керосина. Эта комбинация вполне практична для ракет, которые не нужно хранить.
Керосин [ править ]
В этом разделе не процитировать любые источники . ( Декабрь 2017 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) |
В ракетах Фау-2, разработанных нацистской Германией, использовался LOX и этиловый спирт. Одним из главных преимуществ спирта было его содержание воды, которое обеспечивало охлаждение в более крупных ракетных двигателях. Топливо на нефтяной основе обладает большей мощностью, чем спирт, но стандартный бензин и керосин оставляют слишком много ила и побочных продуктов сгорания, которые могут засорить трубопровод двигателя. Кроме того, им не хватало охлаждающих свойств этилового спирта.
В начале 1950-х годов перед химической промышленностью США была поставлена задача разработать улучшенное ракетное топливо на нефтяной основе, которое не оставило бы остатков, а также обеспечило бы охлаждение двигателей. Результатом стал РП-1 , технические характеристики которого были окончательно согласованы к 1954 году. РП-1 , представлявший собой высокоочищенную форму реактивного топлива, сгорал намного чище, чем обычное нефтяное топливо, а также представлял меньшую опасность для наземного персонала из-за взрывоопасных паров. Он стал топливом для большинства ранних американских ракет и баллистических ракет, таких как «Атлас», «Титан I» и «Тор». Советы быстро приняли РП-1 для своей ракеты Р-7, но в большинстве советских ракет-носителей в конечном итоге использовалось хранимое гиперголическое топливо. По состоянию на 2017 [Обновить]год используется на первых этапах многих орбитальных пусковых установок.
Водород [ править ]
Многие ранние теоретики ракетостроения считали, что водород будет прекрасным топливом, поскольку он дает самый высокий удельный импульс . Он также считается самым чистым при окислении кислородом, потому что единственным побочным продуктом является вода. Паровой риформинг природного газа является наиболее распространенным методом производства товарного водорода в больших объемах, что составляет около 95% мирового производства [7] [8] из 500 миллиардов м 3 в 1998 году. [9] При высоких температурах (700 - 1100 ° C) а в присутствии катализатора на основе металла ( никель ) водяной пар реагирует с метаном с образованием монооксида углерода. и водород.
Водород в любом состоянии очень объемный; обычно ее хранят в виде глубоко криогенной жидкости, метод, освоенный в начале 1950-х годов в рамках программы разработки водородной бомбы в Лос-Аламосе . Жидкий водород хранится и транспортируется без выкипания, потому что гелий , который имеет более низкую температуру кипения, чем водород, действует как охлаждающий хладагент. Только когда водород загружается в ракету-носитель, где нет охлаждения, он выходит в атмосферу. [10]
В конце 1950-х и начале 1960-х годов он был принят для ступеней, работающих на водороде, таких как верхние ступени Кентавра и Сатурна . [ необходимая цитата ] Даже в жидком виде водород имеет низкую плотность, что требует больших резервуаров и насосов, а экстремальные холода требуют изоляции резервуаров. Этот дополнительный вес снижает массовую долю ступени или требует чрезвычайных мер, таких как стабилизация давления в резервуарах для уменьшения веса. Резервуары со стабилизированным давлением выдерживают большую часть нагрузок за счет внутреннего давления, а не за счет твердых конструкций, в первую очередь за счет прочности материала резервуара на разрыв . [ необходима цитата ]
Советская ракетная программа, отчасти из-за отсутствия технических возможностей, не использовала LH.
2в качестве топлива до 80-х годов прошлого века, когда его использовали в активной зоне « Энергия» . [ необходима цитата ]
Использование верхней ступени [ править ]
Комбинация жидкого кислорода и водорода в жидкостном ракетном двигателе обеспечивает самый высокий удельный импульс среди используемых в настоящее время обычных ракет. Эта дополнительная производительность в значительной степени компенсирует недостаток низкой плотности. Низкая плотность топлива приводит к увеличению топливных баков. Однако небольшое увеличение удельного импульса в приложении верхней ступени может привести к значительному увеличению полезной нагрузки на орбиту. [3]
Сравнение с керосином [ править ]
В этом разделе не процитировать любые источники . ( Март 2017 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) |
Пожары на стартовой площадке из-за пролитого керосина более разрушительны, чем водородные, в первую очередь по двум причинам. Во-первых, керосин горит примерно на 20% выше по абсолютной температуре, чем водород. Вторая причина - его плавучесть. Так как водород является глубоким криогеном, он быстро вскипает и поднимается вверх из-за своей очень низкой плотности газа. Даже когда горит водород, газообразный H2Образовавшийся O имеет молекулярную массу всего 18 ед. По сравнению с 29,9 ед. Для воздуха, поэтому он также быстро поднимается. С другой стороны, керосин падает на землю и горит в течение нескольких часов при разливе в больших количествах, неизбежно вызывая значительные тепловые повреждения, требующие длительного ремонта и восстановления. Это урок, который чаще всего переживают бригады испытательных стендов, участвующие в пусках больших бездоказательных ракетных двигателей. Двигатели, работающие на водороде, имеют особые конструктивные требования, такие как горизонтальное расположение трубопроводов топлива, поэтому ловушки не образуются в трубопроводах и не вызывают разрывов из-за кипения в ограниченном пространстве. Эти соображения применимы ко всем криогенам, таким как жидкий кислород и сжиженный природный газ.(СПГ). Использование жидкого водородного топлива имеет отличные показатели безопасности и превосходные характеристики, которые намного превосходят все другие практические химические ракетные топлива.
Литий и фтор [ править ]
Самым высоким химическим составом удельного импульса, когда-либо испытанным в ракетном двигателе, были литий и фтор с добавлением водорода для улучшения термодинамики выхлопных газов (все топливо необходимо было хранить в своих собственных баках, что делало его трехкомпонентным топливом).). Комбинация выдавала в вакууме удельный импульс 542 с, что эквивалентно скорости истечения 5320 м / с. Непрактичность этой химии подчеркивает, почему на самом деле не используются экзотические пропелленты: чтобы сделать все три компонента жидкими, водород должен быть ниже –252 ° C (всего 21 K), а литий - выше 180 ° C (453 K). . И литий, и фтор чрезвычайно агрессивны, литий воспламеняется при контакте с воздухом, фтор воспламеняется при контакте с большинством видов топлива, включая водород. Фтор и фтористый водород (HF) в выхлопных газах очень токсичны, что затрудняет работу вокруг стартовой площадки, наносит ущерб окружающей среде и затрудняет получение лицензии на запуск.это намного сложнее. И литий, и фтор дороги по сравнению с большинством ракетного топлива. Таким образом, эта комбинация никогда не летала. [11]
В 1950-х годах министерство обороны первоначально предложило литий / фтор в качестве топлива для баллистических ракет. Авария 1954 года на химическом заводе, где в атмосферу было выброшено облако фтора, убедила их вместо этого использовать LOX / RP-1.
Метан [ править ]
В ноябре 2012 года генеральный директор SpaceX Илон Маск объявил о планах разработки ракетных двигателей на жидком метане / LOX. [12] Ранее в ракетных двигателях SpaceX использовался только RP-1 / LOX . По состоянию на март 2014 года SpaceX разрабатывала двухкомпонентный ракетный двигатель Raptor на металоксовом топливе, который к 2016 году, по прогнозам, будет создавать тягу в 3000 кН (670 000 фунтов силы). [13] Двигатель планируется использовать на будущей сверхтяжелой ракете Starship . Хотя он имеет более низкий удельный импульс, чем жидкий водород, жидкий метан может быть произведен на Марсе с помощью реакции Сабатье.[Обновить]и его легче хранить, чем жидкий водород, из-за его более высокой точки кипения и плотности, а также из-за отсутствия водородной хрупкости . Он также оставляет меньше остатков в двигателях по сравнению с керосином, что способствует повторному использованию. [14] [15]
В июле 2014 года Firefly Space Systems объявила о своих планах по использованию метанового топлива для своей небольшой ракеты-носителя для спутников Firefly Alpha с двигателем с аэрокосмическим двигателем . [16]
В сентябре 2014 года Blue Origin и United Launch Alliance объявили о совместной разработке двигателя BE-4 LOX / LNG . BE-4 будет обеспечивать тягу 2400 кН (550 000 фунтов силы). [17]
Монотопливо [ править ]
В этом разделе не процитировать любые источники . ( Март 2017 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) |
- Перекись высокого теста
- Перекись с высоким содержанием перекиси - это концентрированная перекись водорода с содержанием воды от 2% до 30%. При прохождении над катализатором он разлагается на водяной пар и кислород. Исторически это использовалось для систем управления реакцией, так как его легко хранить. Он часто используется для привода турбонасосов , используется на ракете Фау-2 и современном Союзе .
- Гидразин
- энергетически разлагается на азот, водород и аммиак (2N 2 H 4 → N 2 + H 2 + 2NH 3 ) и наиболее широко используется в космических аппаратах. (Разложение неокисленного аммиака является эндотермическим и снижает производительность).
- Оксид азота
- разлагается до азота и кислорода.
- Пар
- при внешнем нагреве дает довольно скромное значение I sp до 190 секунд, в зависимости от коррозии материала и температурных ограничений.
Настоящее использование [ править ]
| Ракета | Пропелленты | I sp , вакуум (ы) |
|---|---|---|
| Жидкостные двигатели космических кораблей | LOX / LH 2 | 453 [18] |
| Твердотельные двигатели космических кораблей | APCP | 268 [18] |
| Космический шаттл OMS | NTO / MMH | 313 [18] |
| Сатурн V этап 1 | LOX / RP-1 | 304 [18] |
По состоянию на 2018 год [Обновить]наиболее часто используемые комбинации жидкого топлива:
- Керосин (RP-1) / жидкий кислород (LOX)
- Используется для нижних ступеней ускорителей " Союз" , первых ступеней Saturn V и семейства Atlas , а также обеих ступеней Electron и Falcon 9 . Очень похоже на первую ракету Роберта Годдарда.
- Жидкий водород (LH) / LOX
- Используется на ступенях Space Shuttle , Space Launch System , Ariane 5 , Delta IV , New Shepard , H-IIB , GSLV и Centaur .
- Несимметричный диметилгидразин (НДМГ) или монометилгидразин (ММГ) / тетроксид диазота (NTO или N
2О
4) - Используется в трех первых ступенях российского ускорителя Proton , индийского двигателя Vikas для ракет PSLV и GSLV , большинства китайских ускорителей, ряда военных, орбитальных ракет и ракет для дальнего космоса, поскольку эта топливная комбинация является гиперголичной и может храниться в течение длительного времени при разумных температурах и температурах. давления.
- Гидразин ( N
2ЧАС
4) - Используется в миссиях в дальний космос, потому что он хранится и гиперголичен, а также может использоваться в качестве монотоплива с катализатором.
- Аэрозин-50 (гидразин 50/50 и НДМГ)
- Используется в миссиях в дальний космос, потому что он хранится и гиперголичен, а также может использоваться в качестве монотоплива с катализатором.
Таблица [ править ]
| Абсолютное давление кПа ; атм ( фунт / кв. дюйм ) | Умножить на |
|---|---|
| 6895 кПа; 68,05 атм (1000 фунтов на кв. Дюйм) | 1,00 |
| 6,205 кПа; 61,24 атм (900 фунтов на кв. Дюйм) | 0,99 |
| 5516 кПа; 54,44 атм (800 фунтов на кв. Дюйм) | 0,98 |
| 4826 кПа; 47,63 атм (700 фунтов на кв. Дюйм) | 0,97 |
| 4137 кПа; 40,83 атм (600 фунтов на кв. Дюйм) | 0,95 |
| 3447 кПа; 34,02 атм (500 фунтов на кв. Дюйм) | 0,93 |
| 2758 кПа; 27,22 атм (400 фунтов на кв. Дюйм) | 0,91 |
| 2,068 кПа; 20,41 атм (300 фунтов на кв. Дюйм) | 0,88 |
В таблице используются данные из термохимических таблиц JANNAF (Межведомственный комитет по двигательным установкам Объединенного военно-морского флота, НАСА и ВВС США (JANNAF)) с максимально возможным удельным импульсом, рассчитанным Rocketdyne в предположениях адиабатического горения, изоэнтропического расширения, одномерного расширение и смещение равновесия [19] Некоторые единицы были преобразованы в метрическую систему, а давление - нет.
Определения [ править ]
- V e
- Средняя скорость истечения, м / с. Та же мера, что и удельный импульс в различных единицах измерения, численно равный удельному импульсу в Н · с / кг.
- р
- Соотношение в смеси: массовый окислитель / массовое топливо
- Т с
- Температура камеры, ° C
- d
- Насыпная плотность топлива и окислителя, г / см³
- C *
- Характерная скорость, м / с. Равно давлению в камере, умноженному на площадь горловины, деленному на массовый расход . Используется для проверки полноты сгорания экспериментальной ракеты.
Бипопелленты [ править ]
| Окислитель | Топливо | Комментарий | Оптимальное расширение с 68,05 атм до 1 атм [ необходима ссылка ] | Расширение с 68,05 атм до вакуума (0 атм) (площадь сопла = 40: 1) [ необходима ссылка ] | ||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| V e | р | Т с | d | C * | V e | р | Т с | d | C * | |||
| LOX | ЧАС2 | Hydrolox. Общий. | 3816 | 4,13 | 2740 | 0,29 | 2416 | 4462 | 4.83 | 2978 | 0,32 | 2386 |
| ЧАС 2: Be 49:51 | 4498 | 0,87 | 2558 | 0,23 | 2833 | 5295 | 0,91 | 2589 | 0,24 | 2850 | ||
| CH4 (метан) | Methalox . Многие двигатели разрабатывались в 2010-х годах. | 3034 | 3,21 | 3260 | 0,82 | 1857 г. | 3615 | 3,45 | 3290 | 0,83 | 1838 г. | |
| С 2 Н 6 | 3006 | 2,89 | 3320 | 0,90 | 1840 г. | 3584 | 3.10 | 3351 | 0,91 | 1825 г. | ||
| С 2 Н 4 | 3053 | 2.38 | 3486 | 0,88 | 1875 г. | 3635 | 2,59 | 3521 | 0,89 | 1855 г. | ||
| РП-1 (керосин) | Kerolox . Общий. | 2941 | 2,58 | 3403 | 1.03 | 1799 | 3510 | 2,77 | 3428 | 1.03 | 1783 г. | |
| N 2 H 4 | 3065 | 0,92 | 3132 | 1.07 | 1892 г. | 3460 | 0,98 | 3146 | 1.07 | 1878 г. | ||
| В 5 Н 9 | 3124 | 2,12 | 3834 | 0,92 | 1895 г. | 3758 | 2,16 | 3863 | 0,92 | 1894 г. | ||
| B 2 H 6 | 3351 | 1,96 | 3489 | 0,74 | 2041 г. | 4016 | 2,06 | 3563 | 0,75 | 2039 г. | ||
| CH 4 : H 2 92,6: 7,4 | 3126 | 3,36 | 3245 | 0,71 | 1920 г. | 3719 | 3,63 | 3287 | 0,72 | 1897 г. | ||
| GOX | GH 2 | Газообразная форма | 3997 | 3,29 | 2576 | - | 2550 | 4485 | 3,92 | 2862 | - | 2519 |
| F 2 | H 2 | 4036 | 7,94 | 3689 | 0,46 | 2556 | 4697 | 9,74 | 3985 | 0,52 | 2530 | |
| H 2 : Li 65,2: 34,0 | 4256 | 0,96 | 1830 г. | 0,19 | 2680 | |||||||
| H 2 : Li 60,7: 39,3 | 5050 | 1.08 | 1974 г. | 0,21 | 2656 | |||||||
| CH 4 | 3414 | 4,53 | 3918 | 1.03 | 2068 | 4075 | 4,74 | 3933 | 1.04 | 2064 | ||
| С 2 Н 6 | 3335 | 3,68 | 3914 | 1.09 | 2019 г. | 3987 | 3,78 | 3923 | 1,10 | 2014 г. | ||
| MMH | 3413 | 2.39 | 4074 | 1,24 | 2063 | 4071 | 2,47 | 4091 | 1,24 | 1987 г. | ||
| N 2 H 4 | 3580 | 2.32 | 4461 | 1,31 | 2219 | 4215 | 2.37 | 4468 | 1,31 | 2122 | ||
| NH 3 | 3531 | 3,32 | 4337 | 1,12 | 2194 | 4143 | 3,35 | 4341 | 1,12 | 2193 | ||
| В 5 Н 9 | 3502 | 5,14 | 5050 | 1,23 | 2147 | 4191 | 5,58 | 5083 | 1,25 | 2140 | ||
| ИЗ 2 | H 2 | 4014 | 5,92 | 3311 | 0,39 | 2542 | 4679 | 7,37 | 3587 | 0,44 | 2499 | |
| CH 4 | 3485 | 4,94 | 4157 | 1.06 | 2160 | 4131 | 5,58 | 4207 | 1.09 | 2139 | ||
| С 2 Н 6 | 3511 | 3,87 | 4539 | 1.13 | 2176 | 4137 | 3,86 | 4538 | 1.13 | 2176 | ||
| РП-1 | 3424 | 3,87 | 4436 | 1,28 | 2132 | 4021 | 3,85 | 4432 | 1,28 | 2130 | ||
| MMH | 3427 | 2,28 | 4075 | 1,24 | 2119 | 4067 | 2,58 | 4133 | 1,26 | 2106 | ||
| N 2 H 4 | 3381 | 1,51 | 3769 | 1,26 | 2087 | 4008 | 1,65 | 3814 | 1,27 | 2081 | ||
| MMH: N 2 H 4 : H 2 O 50,5: 29,8: 19,7 | 3286 | 1,75 | 3726 | 1,24 | 2025 г. | 3908 | 1,92 | 3769 | 1,25 | 2018 г. | ||
| B 2 H 6 | 3653 | 3,95 | 4479 | 1.01 | 2244 | 4367 | 3,98 | 4486 | 1.02 | 2167 | ||
| В 5 Н 9 | 3539 | 4,16 | 4825 | 1,20 | 2163 | 4239 | 4,30 | 4844 | 1,21 | 2161 | ||
| П 2 : О 2 30:70 | H 2 | 3871 | 4,80 | 2954 | 0,32 | 2453 | 4520 | 5,70 | 3195 | 0,36 | 2417 | |
| РП-1 | 3103 | 3,01 | 3665 | 1.09 | 1908 г. | 3697 | 3,30 | 3692 | 1,10 | 1889 г. | ||
| П 2 : О 2 70:30 | РП-1 | 3377 | 3,84 | 4361 | 1,20 | 2106 | 3955 | 3,84 | 4361 | 1,20 | 2104 | |
| F 2 : O 2 87,8: 12,2 | MMH | 3525 | 2,82 | 4454 | 1,24 | 2191 | 4148 | 2,83 | 4453 | 1,23 | 2186 | |
| Окислитель | Топливо | Комментарий | V e | р | Т с | d | C * | V e | р | Т с | d | C * |
| N 2 F 4 | CH 4 | 3127 | 6,44 | 3705 | 1,15 | 1917 г. | 3692 | 6.51 | 3707 | 1,15 | 1915 г. | |
| С 2 Н 4 | 3035 | 3,67 | 3741 | 1.13 | 1844 г. | 3612 | 3,71 | 3743 | 1.14 | 1843 г. | ||
| MMH | 3163 | 3,35 | 3819 | 1,32 | 1928 г. | 3730 | 3,39 | 3823 | 1,32 | 1926 г. | ||
| N 2 H 4 | 3283 | 3,22 | 4214 | 1,38 | 2059 | 3827 | 3,25 | 4216 | 1,38 | 2058 | ||
| NH 3 | 3204 | 4,58 | 4062 | 1,22 | 2020 г. | 3723 | 4,58 | 4062 | 1,22 | 2021 г. | ||
| В 5 Н 9 | 3259 | 7,76 | 4791 | 1,34 | 1997 г. | 3898 | 8.31 | 4803 | 1,35 | 1992 г. | ||
| ClF 5 | MMH | 2962 | 2,82 | 3577 | 1,40 | 1837 г. | 3488 | 2,83 | 3579 | 1,40 | 1837 г. | |
| N 2 H 4 | 3069 | 2,66 | 3894 | 1,47 | 1935 г. | 3580 | 2,71 | 3905 | 1,47 | 1934 г. | ||
| ММЧ: Н 2 Ч 4 86:14 | 2971 | 2,78 | 3575 | 1,41 | 1844 г. | 3498 | 2,81 | 3579 | 1,41 | 1844 г. | ||
| MMH: N 2 H 4 : N 2 H 5 NO 3 55:26:19 | 2989 | 2,46 | 3717 | 1,46 | 1864 г. | 3500 | 2,49 | 3722 | 1,46 | 1863 г. | ||
| ClF 3 | MMH : N 2 H 4 : N 2 H 5 NO 3 55:26:19 | Гиперголический | 2789 | 2,97 | 3407 | 1,42 | 1739 г. | 3274 | 3,01 | 3413 | 1,42 | 1739 г. |
| N 2 H 4 | Гиперголический | 2885 | 2,81 | 3650 | 1,49 | 1824 г. | 3356 | 2,89 | 3666 | 1,50 | 1822 г. | |
| N 2 O 4 | MMH | Гиперголический, распространенный | 2827 | 2,17 | 3122 | 1.19 | 1745 | 3347 | 2.37 | 3125 | 1,20 | 1724 |
| MMH : Be 76,6: 29,4 | 3106 | 0,99 | 3193 | 1.17 | 1858 г. | 3720 | 1,10 | 3451 | 1,24 | 1849 г. | ||
| MMH: Аль 63:27 | 2891 | 0,85 | 3294 | 1,27 | 1785 | |||||||
| MMH: Аль 58:42 | 3460 | 0,87 | 3450 | 1,31 | 1771 | |||||||
| N 2 H 4 | Гиперголический, распространенный | 2862 | 1,36 | 2992 | 1,21 | 1781 | 3369 | 1,42 | 2993 | 1,22 | 1770 | |
| N 2 H 4 : ЕДМХ 50:50 | Гиперголический, распространенный | 2831 | 1,98 | 3095 | 1,12 | 1747 | 3349 | 2,15 | 3096 | 1,20 | 1731 | |
| N 2 H 4 : Be 80:20 | 3209 | 0,51 | 3038 | 1,20 | 1918 г. | |||||||
| N 2 H 4 : Be 76,6: 23,4 | 3849 | 0,60 | 3230 | 1,22 | 1913 г. | |||||||
| В 5 Н 9 | 2927 | 3,18 | 3678 | 1.11 | 1782 | 3513 | 3,26 | 3706 | 1.11 | 1781 | ||
| НЕТ : N 2 O 4 25:75 | MMH | 2839 | 2,28 | 3153 | 1.17 | 1753 | 3360 | 2,50 | 3158 | 1.18 | 1732 г. | |
| N 2 H 4 : Be 76,6: 23,4 | 2872 | 1,43 | 3023 | 1.19 | 1787 г. | 3381 | 1,51 | 3026 | 1,20 | 1775 | ||
| IRFNA IIIa | UDMH : ДЕТА 60:40 | Гиперголический | 2638 | 3,26 | 2848 | 1,30 | 1627 | 3123 | 3,41 | 2839 | 1,31 | 1617 |
| MMH | Гиперголический | 2690 | 2,59 | 2849 | 1,27 | 1665 | 3178 | 2,71 | 2841 | 1,28 | 1655 | |
| UDMH | Гиперголический | 2668 | 3,13 | 2874 | 1,26 | 1648 | 3157 | 3,31 | 2864 | 1,27 | 1634 | |
| IRFNA IV HDA | UDMH : ДЕТА 60:40 | Гиперголический | 2689 | 3,06 | 2903 | 1,32 | 1656 | 3187 | 3,25 | 2951 | 1,33 | 1641 |
| MMH | Гиперголический | 2742 | 2,43 | 2953 | 1,29 | 1696 | 3242 | 2,58 | 2947 | 1,31 | 1680 | |
| UDMH | Гиперголический | 2719 | 2,95 | 2983 | 1,28 | 1676 | 3220 | 3,12 | 2977 | 1,29 | 1662 | |
| Н 2 О 2 | MMH | 2790 | 3,46 | 2720 | 1,24 | 1726 | 3301 | 3,69 | 2707 | 1,24 | 1714 г. | |
| N 2 H 4 | 2810 | 2,05 | 2651 | 1,24 | 1751 | 3308 | 2,12 | 2645 | 1,25 | 1744 | ||
| N 2 H 4 : Be 74,5: 25,5 | 3289 | 0,48 | 2915 | 1,21 | 1943 г. | 3954 | 0,57 | 3098 | 1,24 | 1940 г. | ||
| В 5 Н 9 | 3016 | 2,20 | 2667 | 1.02 | 1828 г. | 3642 | 2,09 | 2597 | 1.01 | 1817 г. | ||
| Окислитель | Топливо | Комментарий | V e | р | Т с | d | C * | V e | р | Т с | d | C * |
Определения некоторых смесей:
- IRFNA IIIa
- 83,4% HNO 3 , 14% NO 2 , 2% H 2 O , 0,6% HF
- IRFNA IV HDA
- 54,3% HNO 3 , 44% NO 2 , 1% H 2 O, 0,7% HF
- РП-1
- См. MIL-P-25576C, в основном керосин (приблизительно C
10ЧАС
18) - ММГ монометилгидразин
- CH
3NHNH
2
Имеются не все данные по CO / O 2 , предназначенные для НАСА для марсианских ракет, только удельный импульс около 250 с.
- р
- Соотношение в смеси: массовый окислитель / массовое топливо
- V e
- Средняя скорость истечения, м / с. Та же мера, что и удельный импульс в различных единицах измерения, численно равный удельному импульсу в Н · с / кг.
- C *
- Характерная скорость, м / с. Равно давлению в камере, умноженному на площадь горловины, деленному на массовый расход . Используется для проверки полноты сгорания экспериментальной ракеты.
- Т с
- Температура камеры, ° C
- d
- Насыпная плотность топлива и окислителя, г / см³
Монотопливо [ править ]
| Пропеллент | Комментарий | Оптимальное расширение с 68,05 атм до 1 атм [ необходима ссылка ] | Расширение с 68,05 атм до вакуума (0 атм) (площадь сопла = 40: 1) [ необходима ссылка ] | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| V e | Т с | d | C * | V e | Т с | d | C * | ||
| Динитрамид аммония (LMP-103S) [20] [21] | Миссия ПРИЗМА (2010–2015 гг.) Запущено 5 КА в 2016 г. [22] | 1608 | 1,24 | 1608 | 1,24 | ||||
| Гидразин [21] | Общий | 883 | 1.01 | 883 | 1.01 | ||||
| Пероксид водорода | Общий | 1610 | 1270 | 1,45 | 1040 | 1860 г. | 1270 | 1,45 | 1040 |
| Нитрат гидроксиламмония (AF-M315E) [21] | 1893 г. | 1,46 | 1893 г. | 1,46 | |||||
| Нитрометан | |||||||||
| Пропеллент | Комментарий | V e | Т с | d | C * | V e | Т с | d | C * |
Ссылки [ править ]
- ^ Ларсон, WJ; Верц, младший (1992). Анализ и проектирование космических миссий . Бостон: Kluver Academic Publishers.
- Перейти ↑ Sutton, GP (2003). «История жидкостных ракетных двигателей в США». Журнал движения и мощности . 19 (6): 978–1007.
- ^ а б Саттон, EP; Библарц, О. (2010). Элементы силовой установки ракеты . Нью-Йорк: Вили.
- ↑ Циолковский, Константин Е. (1903), «Исследование космического пространства с помощью реактивных устройств (Исследование мировых пространств реактивными приборами)», The Science Review (на русском языке) (5), архивировано с оригинала 19 октября 2008 г., получено 22 сентября 2008 г.
- ^ Зумерчик, Джон, изд. (2001). Энциклопедия энергии Macmillan . Нью-Йорк: Справочник Macmillan USA. ISBN 0028650212. OCLC 44774933 .
- ^ Кларк, Джон Д. (1972). Зажигание! Неофициальная история жидкого ракетного топлива . Издательство Университета Рутгерса. п. 9. ISBN 978-0-8135-9583-2.
- Перейти ↑ Ogden, JM (1999). «Перспективы построения инфраструктуры водородной энергетики» . Ежегодный обзор энергетики и окружающей среды . 24 : 227–279. DOI : 10.1146 / annurev.energy.24.1.227 .
- ^ «Производство водорода: риформинг природного газа» . Министерство энергетики . Проверено 6 апреля 2017 года .
- ^ Роструп-Нильсен. «Крупномасштабное производство водорода» (PDF) . Хальдор Топсе . п. 3.
Общий объем рынка водорода в 1998 г. составлял 390 · 10 ^ 9 нм3 / год + 110 · 10 ^ 9 нм3 / год совместного производства.
- ↑ Ричард Родс , Темное Солнце: Создание водородной бомбы , 1995, стр. 483-504, Simon & Schuster , NY ISBN 978-0-684-82414-7
- ^ Zurawski, Роберт (июнь 1986). «Текущая оценка концепции трехкомпонентного топлива» (PDF) .
- ^ Тодд, Дэвид (2012-11-20). «Маск делает ставку на многоразовые ракеты, сжигающие метан, как шаг к колонизации Марса» . FlightGlobal / Блоги Гипербола . Архивировано из оригинала на 2012-11-28 . Проверено 22 ноября 2012 .
«Мы собираемся делать метан».
Маск объявил о своих планах на будущее относительно многоразовых ракет-носителей, в том числе предназначенных для доставки астронавтов на Марс в течение 15 лет.
- ^ Беллуссио, Алехандро Г. (2016-10-03). «ЕГО Движение - Эволюция двигателя SpaceX Raptor» . NASASpaceFlight.com . Проверено 3 октября 2016 .
- ^ "Начальник силовой установки SpaceX поднимает толпу в Санта-Барбаре" . Пасифик Бизнес Таймс. 2014-02-19 . Проверено 22 февраля 2014 .
- ^ Беллуссио, Алехандро Г. (2014-03-07). «SpaceX продвигает двигатель для марсианской ракеты с помощью мощности Raptor» . NASAspaceflight.com . Проверено 7 марта 2014 .
- ^ "Светлячок α" . Космические системы Firefly . Архивировано из оригинала на 6 октября 2014 года . Проверено 5 октября 2014 года .
- ^ «United Launch Alliance и Blue Origin объявляют о партнерстве для разработки нового американского ракетного двигателя» . United Launch Alliance . Проверено 5 октября 2014 года .
- ^ a b c d Брауниг, Роберт А. (2008). «Ракетное топливо» . Ракетно-космические технологии .
- ^ Хузель, ДК; Хуанг, Д.Х. (1971), НАСА SP-125, «Современные разработки для проектирования жидкостных ракетных двигателей», (2-е изд.), НАСА.
- ^ Anflo, K .; Мур, С .; Кинг, П. Расширение семейства монотопливных двигателей на основе ADN . 23-я ежегодная конференция AIAA / USU по малым спутникам. SSC09-II-4.
- ^ a b c Щетковский, Анатолий; Маккечни, Тим; Мустайкис, Стивен (13 августа 2012 г.). Усовершенствованные камеры сгорания на монотопливе и монолитный катализатор для малых спутниковых двигателей (PDF) . 15-я Ежегодная конференция по космосу и противоракетной обороне. Хантсвилл, Алабама . Проверено 14 декабря 2017 года .
- ^ Dingertz, Вильгельм (10 октября 2017). HPGP® - Высокоэффективная экологически чистая силовая установка (PDF) . ECAPS: Польско-шведское совещание космической промышленности . Проверено 14 декабря 2017 года .
Внешние ссылки [ править ]
- Cpropep-Web - компьютерная онлайн-программа для расчета характеристик топлива в ракетных двигателях
- Средство проектирования для термодинамического анализа жидкостных ракетных двигателей - это компьютерная программа для прогнозирования характеристик жидкостных ракетных двигателей.
- Кларк, Джон Д. (1972). Зажигание! Неофициальная история жидкого ракетного топлива (PDF) . Издательство Университета Рутгерса . п. 214. ISBN 0-8135-0725-1. за историю жидкого ракетного топлива в США, сделанную новаторским разработчиком ракетного топлива.
| vтеДвижение космического корабля | |||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Концепции |
| ||||||||
| Физическая тяга |
| ||||||||
| Химическая тяга |
| ||||||||
| Электродвигатель |
| ||||||||
| Ядерная двигательная установка |
| ||||||||
| Внешнее питание |
| ||||||||
| Связанные понятия |
| ||||||||
 Портал космических полетов | |||||||||
